Özgün güneş sensörü tasarımı ile uzay araçlarında yönelmenin belirlenmesi
Attitude determination of a spacecraft with a unique solar sensor design
- Tez No: 335014
- Danışmanlar: PROF. DR. FUAT İNCE
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Astronomi ve Uzay Bilimleri, Astronomy and Space Sciences
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2012
- Dil: Türkçe
- Üniversite: Hava Harp Okulu Komutanlığı
- Enstitü: Havacılık ve Uzay Teknolojileri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uzay Bilimleri Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 136
Özet
Bu tezde uzay araçlarının Güneş panellerini Güneş'e göre ayarlama, antenlerini veya kameralarını bir noktaya göre döndürme, kendi oryantasyonunu ayarlama gibi hayati işlevlerini yerine getirebilmesini sağlayan kritik öneme haiz yönelme belirleme ve kontrol sisteminin bir parçası olan yönelme belirme sensörlerinden Güneş sensörü üzerine çalışılmıştır.Piyasadan mevcut olan Güneş sensörlerinden farklı olarak özgün Güneş sensörü tasarlanmıştır. Bu sensör tasarlanırken yüksek doğruluklu, ucuz ve kolay imal edilebilir bir tasarım hedeflenmiştir. Bunun için piyasadan kolaylıkla temin edilebilen dijital kamera ve filtre olarak kaynakçı gözlük camı kullanılmıştır.Kaynakçı camın ışık almayan bir düzenekle kameranın objektifinin önüne yerleştirilmiştir. Daha sonra Güneş'in fotoğrafı çekilmiştir. Böylece bir fotoğraf karesinde sadece net olarak Güneş şekli elde edilmiştir. Elde edilen bu görüntü sayesinde uzay aracının merkezini orijin olarak kabul ederek tanımlanan cisim referans sistemine göre Güneş vektörü ifade edilmiştir.Dünya Güneş'in etrafında belirli zaman aralıklarında belirli hareketleri yapmaktadır. Eğer Dünya üzerindeki bir noktada zaman ve koordinat hassas bir şekilde biliniyorsa o noktayı orijin olarak kabul eden bir lokal tanjant referans sistemine göre Güneş vektörü ifade edilebilmektedir. Bu bilgi ışığında Dünya üzerindeki koordinatları bilinen bir noktada Güneş'in görüntüsü ve ölçüm zamanı alınmıştır. Güneş ile Dünya arasındaki mesafenin Dünya ile uydu arasındaki mesafeye kısayla çok büyük olmasından dolayı aradaki fark ölçümlerimize çok az etki edeceğinden göz ardı edilmiştir. Böylece bu çalışma için iki farklı referans sistemine göre özdeş iki Güneş vektörü belirlenmiştir.Euler teoremine göre katı bir cismin yönelmesi bir referans sisteminin üç ekseninde üç seri dönme hareketi ile tanımlanmaktadır. Bu teoremden yola çıkarak; cisim referans sistemine göre tanımlanan Güneş vektörü ve lokal tanjant referans sistemine göre tanımlanan Güneş vektörü, özdeş iki vektör olduğundan bu iki vektörün referans sistemlerinden biri diğerine göre üç seri hareket yapmıştır denebilir.Bu tezde iki referans sistemine göre ifade edilen iki Güneş vektörü Euler açılarına değerler verilerek karşılaştırılmıştır. Böylece en iyi 10 sonuca göre uzay aracının yönelmesi lokal tanjant referans sistemine göre ifade edilmiştir.
Özet (Çeviri)
This thesis reports on a new sun sensor design. Sun sensors are used in the attitude determination of spacecraft, which is a critical subsystem in any spacecraft for executing such vital functions as pointing the antennas, cameras and solar panels in the correct direction.A unique solar sensor has been designed based on new CCD cameras of small size and high resolution. The objective of the design was high accuracy, affordability, and ease of operation.The camera used in the set up was protected from the high intensity sun light by a sun filter made from welder?s glass. A sharp image of the sun was thus obtained with no other objects in the view. Further image processing techniques were used to identify the centre of the sun down to a pixel.The thesis summarizes the earth sun geometry identifying the solar hour and the declination angle for any point and time. Three specific coordinate frames are defined which are earth centred, locally tangent, and spacecraft centred. Transformations between the coordinate frames are described in terms of Euler Angles. Assuming that correct time and spacecraft coordinates are known as obtained from GPS satellites, spacecraft attitude can be determined by computing the rotation angles between the sun vector as measured on the spacecraft, and the sun vector calculated from the Earth-Sun geometry, for that location at that time.
Benzer Tezler
- Rocket engine altitude test facility design and 1D altitude simulation of IoX/LH2 propellant rocket engine
Roket irtifa test düzeneği tasarımı ve IoX/LH2 yakıtlı roket motorunun 1D irtifa simülasyonu
İSMAİL ÖZCAN
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. FIRAT OĞUZ EDİS
- Design of mobility, manipulation and vision system of a conceptual lunar micro-rover
Gezici mikro ay robotunun hareketlilik, manipülasyon ve görüntü işleme sistemleri tasarımı
NECMİ CİHAN ÖRGER
Yüksek Lisans
İngilizce
2015
Mühendislik Bilimleriİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
ÖĞR. GÖR. TURGUT BERAT KARYOT
- Otonom robot ve kontrol birimi tasarımı
Design of autonomous robot and control unit
HALİL DURMUŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2015
Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiElektronik ve Haberleşme Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ECE OLCAY GÜNEŞ
- Akıllı binalar için özgün kablosuz sensör ağları tasarımı ile gerçek zamanlı enerji izleme ve kontrolü
Design original wireless sensor networks for smart homes and monitoring and control of energy as real time
MERT SEVİL
Yüksek Lisans
Türkçe
2015
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve KontrolYıldız Teknik ÜniversitesiKontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. HALUK GÖRGÜN
- Catalysis with engineered Prussian blue analogues under external bias, light, and magnetic field
Potansiyel, ışık ve manyetik alan altında tasarlanmış Prusya mavisi analogları ile kataliz
RAMADAN CHALIL OGLOU
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Enerjiİhsan Doğramacı Bilkent ÜniversitesiMalzeme Bilimi ve Nanoteknoloji Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. FERDİ KARADAŞ